[发明专利]倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法

权利要求书

1.一种倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：根据倾转翼无人机在过渡模式的受力分析，得出倾转过程中力和力矩方程的表达式，建立倾转翼无人机的非线性仿真模型；

所述的倾转过程中沿机体轴的力和力矩方程的表达式如下：

其中：

F_x、F_y、F_z分别为沿机体轴的分力，M_x、M_y、M_z分别为绕机体轴的力矩，θ表示机体俯仰角，i表示螺旋桨的编号，T_i表示机翼或尾翼上各螺旋桨拉力；loc_propi为机翼或尾翼上各螺旋桨相对于机体质心的位置坐标；θ_F表示机翼倾转角度，θ_B表示尾翼倾转角度，所述倾转角度定义为与机体x轴的夹角；G表示机体重量，L表示升力且D表示阻力且ρ为大气密度，V_a为空速，S_w为机翼面积，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，M_x_aero、M_y_aero、M_z_aero分别为绕机体轴的气动力矩；

步骤2：根据机翼失速边界和螺旋桨最大可用推力限制，基于非线性仿真模型通过配平计算得到过渡走廊边界，具体过程如下：

根据公式(1)和(2)得到无人机在倾转过程中纵向力F_x、法向力F_z和俯仰力矩M_y的动态平衡需满足如下关系：

假设过渡过程中θ_F＝θ_B，机翼上各螺旋桨的拉力大小相等，尾翼上各螺旋桨的拉力大小相等，取机翼上各螺旋桨为最大拉力值T_max；则机翼螺旋桨力臂的取值如下：x_prop＝x_prop1，机尾各螺旋桨推力线在机体坐标系下的x坐标相同，机翼各螺旋桨俯仰力臂与尾翼各螺旋桨俯仰力臂之比为1:4，则机尾螺旋桨力臂的取值x_prop＝4x_prop1，解方程组(3)可分别求得过渡走廊的最大倾转边界与最小倾转边界的限制条件：

步骤3：修改倾转翼前向转换和反向转换的约束条件，基于非线性仿真模型通过配平计算确定不同状态点的螺旋桨拉力T_i、尾翼倾角θ_B和机体俯仰角θ的可行范围；具体如下：

前向转换的目标是机翼倾角尽快由垂直转为水平，尽快建立前飞速度，且在倾转过程中需要保证不掉高、并保持俯仰角相对稳定；纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

其中，u为沿机体纵轴速度分量、h为飞行高度；选取机翼倾角每10度为一个状态点，以机翼倾角和飞行速度作为已知量，通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨拉力变化范围；

反向转换时与前向转换相反，为尽快减小前飞速度，需要给定一组正向俯仰角指令，使机体始终处于抬头的状态；在机翼倾角转至50度之前，尾翼倾角基本维持水平，适当放开机体z轴速度分量w的约束，使其在法向上具有一定的抬头能力；同时，在反向转换过程中需要保持不掉高，并且约束沿机体纵轴速度分量u使飞机减速；纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

与前向转换类似，可通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨拉力变化范围；

步骤4：根据模态转换不同阶段的性能指标要求，确定倾转翼前向转换和反向转换的控制策略；具体如下：

前向转换可分为三个阶段：在机翼倾角90度至50度间可使飞机低头加速，此时机翼迎角较大，由俯仰力矩特性曲线所决定的俯仰力矩系数基本维持在一个负值附近，该阶段对应的飞行速度较小，所以气动产生的低头力矩很小；而机翼、尾翼的倾角较大，螺旋桨俯仰调节能力较强，则可选指令范围较大；在机翼倾角50度至20度间，机翼螺旋桨俯仰调节能力减弱，而气动低头特性明显，此时需要给定一个抬头指令以防止飞机快速低头；机翼倾角20度以下，机翼迎角减小，气动低头力矩减弱，可选指令范围较大；前向转换过程中，由于尾翼转轴距机体重心较远，具有较大的俯仰调节能力，可让尾翼先于机翼倾转；在机翼倾角30度以下尾翼基本转至水平，此时尾翼螺旋桨油门对机体的俯仰调节能力较弱，可强制尾翼螺旋桨转速为零；

与前向转换类似，反向转换也可分为三个阶段，在机翼倾角0度至10度间使飞机抬头减速，机翼迎角较小，可选的指令范围较大；10度至40度间给定一个抬头指令以减小低头特性；40度后使飞机继续保持抬头状态，飞行速度较小，气动特性不明显，可选的指令范围较大；反向转换过程中，为使机体尽快抬头，需要机翼先于尾翼倾转，并在机翼倾角小于50度时，令尾翼螺旋桨转速为零，此时依靠机翼螺旋桨和尾翼舵偏实现机体俯仰调节。